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点云数据一般是由非接触式三坐标测量系统获取,得到的结果需要进行点云过滤.由于一般扫描的点云数据量比较大,单是过滤点云就要化费大量的时间.为此利用点云数据过滤原理,并结合逆向工程设计软件Image ware与设计软件CATIA,改进了原来的过滤技术,缩短了逆向设计的时间,提高了工作的效率. 相似文献
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提出了一种新的基于直接转化法的求解基于常微分方程(ODE)和微分代数方程(DAE)的最优控制问题的数值方法.该方法通过Legendre-Gauss拟谱法同时离散化状态变量和控制变量,把最优控制问题转化为一个非线性规划问题,并利用改进的多相处理方法避免优化无控段,同时基于稀疏矩阵探索其一阶导数信息.数值结果表明,与传统的直接转换法相比,该方法是一种通用高效的精度较高的ODE/DAE最优控制直接数值求解法.最后,从工程观点出发,应用该方法成功求解了终端自由有路径约束的奇异最优控制问题Goddard火箭问题. 相似文献
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引入神经网络的交互式多模型算法 总被引:6,自引:0,他引:6
在交互式多模型算法中引入神经网络算法以改进目标跟踪的精度。利用神经网络算法对基于机动目标“当前”统计模型的均值和方差自适应滤波算法进行修改,提高该算法的性能,然后采用交互作用多模型算法跟踪机动目标,提高了机动目标的跟踪精度。 相似文献
87.
数字化干涉仪测角采用的是高精度数字鉴相技术,该技术与传统的模拟鉴相技术相比可以大幅度提高鉴相精度,从而满足高精度干涉仪测角的要求。基于数字干涉仪鉴相算法,通过两路正交本振信号分别与两路待测相信号相乘,使用CIC 滤波器除乘积中的高频信号,最后通过CORDIC 算法计算出相位差。经过干涉仪测角模拟器上测试结果表明,其数字鉴相误差小于0.2°。 相似文献
88.
为了适应逐年严苛的适航噪声标准,改善飞机噪声环境,突破航空发动机降噪技术的瓶颈,有必要开发新的降噪手段以指导叶轮机械降噪设计。本文采用URANS与FW-H方程混合方法,通过将波浪前缘构型运用在叶片流动损失较大、声源强度较强的部分后,进一步观察其气动性能和降噪效果。研究表明:与基准叶片相比,分布式波浪前缘静子叶片可以在1BPF(Blade Passing Frequency)时降低风扇入口声功率级0.67~1.9dB,2BPF时降低风扇入口声功率级1.87~4.18dB,3BPF时降低风扇入口声功率级2.4~6.8dB,同时,总压比最高提升0.027%,等熵效率最高提升0.28%。因此,分布式波浪前缘静子叶片在叶轮机械降噪方面有很好的运用前景。 相似文献
89.
针对某航空发动机在工作过程中发生的涡轮盘轮缘凸块局部异常塑性变形故障,对故障涡轮盘进行失效分析。在此基
础上,通过开展无应力及附加应力的加热模拟试验,总结了GH4169合金组织中δ相的3种析出形貌,以及加热温度、时间、应力3种因素对δ相析出的影响规律。通过对比硬度测试及温色试验结果,明确了GH4169合金试样在700 ℃以下组织和硬度无明显变化,但颜色变化明显;在700 ℃以上,随着δ相析出量的增加其硬度不断减小,而颜色却几乎无变化。结果表明:故障涡轮盘轮缘凸块部位的塑性变形是由于发动机工作过程中超温引起的,故障部位的实际工况达到了约750 ℃、100 h左右的超温。落实改善涡轮盘轮缘的冷却环境、提高涡轮部件加工及装配精度的改进措施后,涡轮盘通过了首翻期加速模拟、经起飞状态摸底和适航状态长时试车验证,无类似故障再次发生。 相似文献
90.
针对航空发动机压气机转子叶片在工作中发生的掉块故障,通过对故障叶片进行宏观检查、断口分析、叶尖端面检查、
材质及有限元分析等工作,确定了压气机转子叶片掉块的性质和原因。结果表明:叶片掉块性质源于叶尖与加强筋之间前缘区域
叶盆侧表面的疲劳裂纹,裂纹扩展并产生瞬时断裂,最终形成掉块。排除了叶片由外来物打伤及材质和冶金缺陷等异常因素造成
掉块的可能性。掉块原因为故障叶片叶尖与机匣封严涂层之间存在较重的非均匀碰摩,在叶片进气边叶尖与加强筋之间区域产
生应力集中,在振动应力和离心载荷的共同作用下,导致叶片萌生疲劳裂纹并扩展,进而形成掉块。为避免类似故障再次发生,建
议适当加大转子叶片与机匣的径向间隙,并严格控制装配质量和机匣封严涂层尺寸。 相似文献